Labo_1

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA Facultad de Ingeniería Mecánica

LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II MN463 Inform Inf ormee N° N°11

: Turbina a Vapor y Gas

Apellidos y Nombres :      

Zevallos Portillo Anthony Luis Ysihuaylas Blas Lizette Chavez Miranda Jorge Eduardo Obando Surco Milwar Castillo Ruiz Juan Huamani Alejo Italo

2011-II - UNI - FIM

20081131H 20081158C 20022088B 20084132E 20082031G 20080206D

Universidad Nacional de Ingeniería – Facultad de Ingeniería Mecánica Laboratorio #1 TURBINA A GAS

RESUMEN En esta ocasión hemos tenido la oportunidad de poder desarrollar en el laboratorio el experimento de Turbina a Gas en el cual veremos el funcionamiento de una Turbina a Gas cuya sustancia de trabajo es el aire y el ciclo que realiza es un Ciclo Brayton.

Como equipos veremos al banco de una Turbina a Gas que cuenta con un compresor, cámara de combustión, turbina y otros accesorios

En el desarrollo de esta experiencia tomaremos datos de la sustancia de trabajo que es el aire, los datos a tomar son presión, temperatura, aparte tomaremos datos de los RPM del eje, la carga aplicada al generador, etc.

2

Laboratorio de Ingeniería Mecánica II – Turbina Turbina a Vapor y Gas


INDICE RESUMEN INDICE HOJA DE DATOS EXPERIMENTALES 1.- INTRODUCCION 1.1 OBJETIVOS 1.2 FUNDAMENTO TEORICO 2.- PROCEDIMIENTO 2.1 ESQUEMA DE LA TURBINA A GAS 2.2 EQUIPOS Y MATERIALES 2.3 PROCEDIMIENTO DE ENSAYO 2.4 PROCEDIMIENTO DE CALCULO 3.- ANALISIS DE RESULTADOS Y DISCUCIONES 3.1 TABLA DE DATOS Y RESULTADOS 3.2 SOLUCION AL CUESTIONARIO 3.3 GRÁFICOS 4.- CONCLUSIONES Y OBSERVACIOES REFERENCIA BIBLIOGRAFICA ANEXOS

3

Laboratorio de Ingeniería Mecánica II – Turbina a Vapor y Gas


1. INTRODUCCION 1.1. 

OBJETIVOS Conocer en forma objetiva el funcionamiento de una turbina a Gas, y permitir analizar el ciclo Brayton abierto (teórico y real), teniendo el número de revoluciones constante y carga variable, siendo el número de RPM, el óptimo para la turbina.



Conocer el esquema de todo el equipo, sus parámetros e instrumentos de medición, y las condiciones en las cuales se puede hacer trabajar a la turbina.



1.2.

Calculo de la Eficiencia de un Ciclo Brayton

FUNDAMENTO TEORICO

TURBINA A GAS

Una turbina de gas, es una

turbomáquina generadora, cuyo fluido de trabajo

es un gas, generalmente el aire. Como la compresibilidad de los gases no puede ser despreciada, las turbinas a gas son máquinas térmicas. Comúnmente se habla de las turbinas a gas por separado de las turbinas a vapor ya que, aunque funcionan con sustancias en estado gaseoso, sus características de diseño son diferentes, y, cuando en estos términos se habla de gases, no se espera un posible cambio de fase, en cambio cuando se habla de vapores sí.

Las turbinas de gas son usadas en los ciclos de potencia como el ciclo Brayton y en algunos ciclos de refrigeración.

4



Una turbina a gas simple está compuesta de tres secciones principales: un compresor, un quemador o cámara de combustión y una turbina de potencia.

Por lo general las eficiencias de las plantastérmicas que utilizan turbinas a gas (Ciclo Brayton) son relativamente bajas pues el compresor esta acoplado al eje de la turbina y este consume aproximadamente 2/3 del trabajo generado por la turbina y 1/3 es utilizado para la generador de energía eléctrica.

CICLO BRAYTON

El ciclo Brayton, también conocido como ciclo Joule, es un ciclo termodinámico consistente, en su forma más sencilla, en una etapa de compresión adiabática, una etapa de calentamiento isobárico y una expansión adiabática de un fluido termodinámico compresible.

El Ciclo Brayton es uno de los ciclos termodinámicos de más amplia aplicación, al ser la base del motor de turbina de gas.



ETAPAS DEL CICLO BRAYTON El compresor: Esta ubicado en la sección frontal de la turbina y es el elemento por el cual se introduce en forma forzada el aire desde el exterior. Esta pieza, por la disposición de sus aletas, permite que el flujo sea "aspirado" hacia el interior de la turbina.

5



Es de flujo axial para grandes turbinas por su elevado rendimiento y capacidad,para pequeñas turbinas se han usado con éxito compresores centrífugos.

La cámara de combustión o combustor: Debe llevar el gas a temperatura uniforme con mínimas diferencias de presión. Generalmente se fabrican metálicos y se enfrían con el aire entrante, pero también se están construyendo de cerámica, para lograr una mayor eficiencia térmica

Las turbinas: Son casi siempre de flujo axial, excepto algunas de pequeñas dimensiones que son de flujo radial dirigido hacia el centro

6



Accesorios: También posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros, dispositivos de regulación de velocidad, de lubricación, de alimentación, del combustor y de puesta en marcha. Estos dispositivos dependen de las características de velocidad y de la relación peso / potencia

Para aumentar la eficiencia se pueden poner los llamados regeneradores.

Los regeneradores: Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores. Aumentan rendimiento pero también volumen, peso y costo. Debido a su gran tamaño, no son aconsejables para la industria aeronáutica.

FUNCIONAMIENTO Se toma aire atmosférico a través de la admisión del compresor desde donde se envía aire comprimido a la cámara de combustión, en la cual el combustible entra con un caudal constante y se mantiene en llama continua. La ignición inicial se obtiene generalmente por medio de una chispa. El aire, calentado en la cámara de combustión, se expande a través de toberas o paletas fijas y adquiere una elevada velocidad. Parte de la energía cinética de la corriente de aire es cedida a los álabes o cangilones de la turbina. Una fracción de esta energía (aproximadamente 2/3 de la energía) se emplea para accionar el compresor y el resto para producir trabajo.

7



EQUIPO 1. Equipo de turbina a Gas, marca ROVER GAS TURBINES INSTRUCTIONAL, Tipo: 15/60, Velocidad máxima = 46 000 RPM, Potencia máxima = 60 HP. 2. Tobera convergente (en la admisión de aire), para medición de flujo masa de aire. 3. Freno Hidráulico Froude, acoplado a un dinamómetro, para medición de potencia al freno. 4. Tablero de control con instrumentos de medición. 5. Depósito de Combustible (montado en la parte superior del tablero de control). El equipo Turbina a Gas consta de un compresor centrífugo, montado en un mismo eje con la turbina de tipo axial simple de impulsión. El sistema de reducción de la velocidad de salida del eje, está constituido por un reductor de engranajes helicoidales, con una relación de 46/3. Para determinar la potencia útil de la turbina, a ciertas condiciones de funcionamiento, se cuenta con el freno hidráulico Froude, que está acoplado al eje de la turbina mediante un acoplamiento de tipo Cardan; dicho freno al entrar en funcionamiento acciona a un dinamómetro, que indica la carga aplicada. El combustible que se puede emplear en esta Turbina a Gas, es Petróleo Diessel N°2 ó kerosene.

Depósito de combustible

Tablero de Control Turbina a Gas ROVER

8



Tobera Convergente

Turbina

Salida a los Gases de Escape

Freno Hidráulico Froude

Compresor

PROCEDIMIENTO: 1. Chequear el nivel del combustible en el depósito de combustible y revisar el nivel de aceite de la turbina, mediante la varilla indicadora de lubricante. 2. Purgar el acumulador de combustible y verificar si la válvula de admisión de combustible está cerrada. 3. Abrir el freno hidráulico y comprobar que el dinamómetro del freno hidráulico esté en cero libras (para el arranque en vacío). 4. Poner en funcionamiento el circuito de agua de alimentación, refrigeración del freno hidráulico, (3 válvulas), y purgar al freno. 5. Verificar que el control de aceleración de la turbina (en el tablero) este cercano al mínimo; desenroscar la tapa del arrancador, hacer contacto, para poner en funcionamiento el motor eléctrico que acciona al compresor y una vez que la aguja de tacómetro llega a 275 RPM, se hace girar la manija del acumulador de combustible en 90°, soltando simultáneamente la llave del arrancador.

PRECAUCIONES: a) La temperatura máxima del aceite no debe exceder a 100°C = 212°F. b) Por ningún motivo se debe tapar la entrada de la tobera de admisión de aire. c) La temperatura máxima de los gases de escape no debe exceder de 610°C. d) La temperatura máxima del agua a la salida del freno no debe exceder de 60°C.

9



Datos tomados en el laboratorio PAP0

P2P4

P7PA

P1

P2

T2

N

V.Comb

Tiempo

To

T6

Fuerza

T° Agua

pulg Hg 3

pulg H2O 2.1

PSI

PSI

°C

RPM

Litros

seg

°C

°C

Lbs

°C

1

pulg H2O 6.5

8.5

22

145

3000

2

201

22

850

9

28

2

6.3

2.9

2.7

8.5

22

145

3000

2

191

23

852

18

32

3

6

2.8

2.3

8.5

22

146

3000

2

184

23

902

27

38

4

5.5

2.7

1.9

8.3

21

143

2900

2

181

23

972

36

40

Punto

DATOS COMPLEMENTARIOS: Presión y Temperatura en la entrada de la tobera



= 26 ° C = 14.7 PSI

Lubricante Kerosene Industrial ρ = 0.865kg/ lt= 1.9069985679 lb/Lt

CALCULOS EXPERIMENTALES 1. FLUJO DE MASA DE AIRE: El cálculo de flujo de masa de aire se calcula mediante la aplicación de la formula de flujo de gas a través de una tobera, considerando el flujo de gas ideal y bajo un proceso adiabático mediante la fórmula:

          ̇ = . .√ .    Donde: 2

15.3

g (pies/s )

32.2

Area (pulg ) 2

R (pies.Lb/Lb-aire.ºR)

54

K

1.4

TA (ºR)

10

Datos de la Guía de laboratorio

538.8



Hallando





:

= 14.7 PSI Punto

Pa-Po(pulgH2O)

1

6.5

0.235034583

14.46496542

2

6.3

0.22780275

14.47219725

3

6

0.216955

14.483045

4

5.5

0.198875417

14.50112458

Pa-Po(PSI)

Po(PSI)

Aplicando la fórmula del flujo másico de aire:

1.1.

Punto

ma(lb/seg)

1

1.32646599

2

1.306249499

3

1.275281332

4

1.221806044

FLUJOS MASICOS :

Sabiendo que Donde:

̇

̇ ̇  ̇ =



V=2Lt (cte)

Punto

t(s)

mc (lb/seg)

mg(lb/seg)

1

201

0.01897511

1.3454411

2

191

0.019968571

1.326218071

3

184

0.020728245

1.296009577

4

181

0.021071807

1.242877852

=

2. RELACION DE AIRE - COMBUSTIBLE:

 ̇ ̇ =

11

/


Universidad Nacional de Ingeniería – Facultad de Ingeniería Mecánica Laboratorio #1 TURBINA A GAS Punto

ra/c

1

69.90557532

2

65.41527051

3

61.52384408

4

57.98297328

3. POTENCIA AL FRENO: (P)

   

P=

cte. del freno= 4500

Punto

N (RPM)

F (Lb)

BHP (HP)

1

3000

9

6

2

3000

18

12

3

3000

27

18

4

2900

36

23.2

4. CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE. C.E.C =

̇

/ BHP

Punto

C.E.C (Lb/hr.HP)

1

11.38506608

2

5.990571417

3

4.145649061

4

3.269763214

6. RELACION DE COMPRESION. R=

12

  /



Punto

P1 (PSI)

P1(PSIA)

P2 (PSI)

1

8.5

23.19232283

22

36.69232283 1.582089172

2

8.5

23.19232283

22

36.69232283 1.582089172

3

8.5

23.19232283

22

36.69232283 1.582089172

4

8.5

23.19232283

21

35.69232283 1.538971456

P2(PSIA)

R

8. RELACION DE EXPANSION: Hallamos la relación de expansión con la formula E=

(  )    

P2-P4 (pulg Hg)

P2-P4 (PSI)

P4 (PSIA)

3

1.473462232

35.2188606

2.9

1.424346825

35.26797601

2.8

1.375231417

35.31709142

2.7

1.326116009

34.36620682

P7-PA(pulgH2O)

P7-PA(PSI)

2.1

0.07593425

2.7

0.09762975

2.3

0.083166083

1.9

0.068702417

Se determina f mediante el grafico N°3con pérdidas del escape en tanto por ciento.

13



en ° C; donde f es el factor de

Punto

f

E

1

1.04

2.315654868

2

1.04

2.322329513

3

1.039

2.325498532

4

1.035

2.269386182



7. EFICIENCIA ADIABATICA DEL COMPRESOR La eficiencia adiabática del compresor se calcula mediante: n= Donde el



  

se calcula mediante la formula de un proceso isoentropico:

 =   

Para la determinación de



con un k de aire = 1.4

podemos realizar estimaciones y encontrar que:

        =



De aquí:

°K

También de esto:

   =

Punto

R

T2i (K)

1

1.582089172

331.3731873

2

1.582089172

331.3731873

3

1.582089172

331.3731873

4

1.538971456

328.7673501

T2i (K)

T2 (K)

nc (%)

331.3731873

418

31.96882789

331.3731873

418

31.96882789

331.3731873

419

31.71972144

328.7673501

416

30.39985168

Por tanto:

14



9. EFICIENCIA ADIABATICA DE LA TURBINA La eficiencia Adiabática de la turbina se halla mediante: n= Primero calcularemos



  

Partiendo de la caída de temperatura en la turbina para realizar trabajo. El trabajo real de la turbina está compuesto del trabajo entregado al compresor más el trabajo útil. De esto se desprende:

        =

9.1. CÁLCULO DE

-

:

       ̇̇  =(

).

9.2. CÁLCULO DE

+

.

      Punto

T4 - T5 (K)

1

109.5600155

2

109.454054

3

110.2086834

4

107.5273539

      ̇  :

Hallando primero el FHP: Del grafico N°6 obtenemos el FHP localizando primero las RPM (cte.) FHP = 5.1 HP (cte)

        15



Debido a que el



Punto

T5-T6 (ºR)

1

21.21021195

2

33.14880593

3

45.82373544

4

58.53892012

es dato:

Punto

T6 (°C)

T6 (K)

T5-T6 (ºR)

T5-T6 (K)

1

850

1123

21.21021195

11.78345108

2

852

1125

33.14880593

18.4160033

3

902

1175

45.82373544

25.4576308

4

972

1245

58.53892012

32.52162229

Ahora reemplazamos en la fórmula para hallar

  



Punto

T4 (K)

T6i(K)

1

1244.343467

978.9212333

2

1252.870057

984.8188691

3

1310.666314

1029.84831

4

1385.048976

1095.915362

Ahora hallamos la eficiencia adiabática de la turbina:

Punto 1 2 3 4

16

nt(%) 45.71714475 47.70359653 48.31111686 48.43745905



10. EFICIENCIA TERMICA DEL CICLO TEORICO La eficiencia del ciclo se halla directamente de la formula: n=1-

  

Punto

nciclo (%)

1

12.28439381

2

12.28439381

3

12.28439381

4

11.58915266

11. EFICIENCIA TERMICA TOTAL DE LA PLANTA Se calcula previamente el flujo de calor que puede entregar el combustible

 ̇ ̇  =

Punto

Qc(BTU/seg)

1

342.5007378

2

360.4327136

3

374.1448277

4

380.3461232

Ahora aplicando la formula n=

Punto 1 2 3 4

17

 ̇   nplanta(%) 1.238537478 2.353837396 3.401356656 4.312493016



12. EFICIENCIA DE LA COMBUSTION La eficiencia de combustión se calcula mediante:

n=

 ̇   ̇  

Punto

ncomb(%)

1

60.68264632

2

52.0599432

3

52.88892395

4

56.74741266

13. TRABAJO DEL COMPRESOR

 ̇ ̇ =

 

. Cpa. (

Punto

)

Wc(BTU/seg)

1

72.96624119

2

71.85417246

3

70.70159705

4

66.15346646

14. TRABAJO DE LA TURBINA

 ̇ ̇ =

Punto 1 2 3 4

18

. Cpg. (

 

)

Wt(BTU/seg) 80.81394119 83.94387246 87.03329705 86.16156646



15. RELACION DE TRABAJO COMPRESOR - TURBINA Relación de trabajos de la turbina y compresor Punto

Rcp/tb

1

0.902891755

2

0.855978767

3

0.812351128

4

0.767783934

16. CALOR RECHAZADO POR EL CICLO: Q=

19

̇

 

. Cpg. (

)

Punto

QR(BTU/seg)

1

548.5565182

2

542.0319566

3

561.7618314

4

581.7973367



GRÁFICOS Graficar VS las BHP:



Eficiencia adiabática del compresor:

nc(%) vs BHP 32.2 32 31.8 31.6 31.4 31.2

nc

31 30.8 30.6 30.4 30.2 0



5

10

15

20

25

Eficiencia Adiabática de la turbina:

nt(%)vsBHP 49 48.5 48 47.5 nt(%)

47 46.5 46 45.5 0

20

5

10

15

20

25





Eficiencia de la combustión:

ncomb(%) 62 60 58 56

ncomb(%)

54 52 50 0



5

10

15

20

25

Eficiencia térmica del ciclo:

nciclo(%) 12.4 12.3 12.2 12.1 12 nciclo(%)

11.9 11.8 11.7 11.6 11.5 0

21

5

10

15

20

25


Universidad Nacional de Ingeniería – Facultad de Ingeniería Mecánica Laboratorio #1 TURBINA A GAS 

Eficiencia térmica real de la plata:

nplanta(%) 5 4.5 4 3.5 3 2.5

nplanta(%)

2 1.5 1 0.5 0 0



5

10

15

20

25

Consumo de Combustible:

mc (lb/seg) 0.0215 0.021 0.0205 0.02

mc (lb/seg)

0.0195 0.019 0.0185 0

22

5

10

15

20

25





Consumo de aire:

ma(lb/seg) 1.34 1.32 1.3 1.28 ma(lb/seg)

1.26 1.24 1.22 1.2 0



5

10

15

20

25

Relación de aire-combustible:

ra/c 80 70 60 50 40

ra/c

30 20 10 0 0

23

5

10

15

20


25

Universidad Nacional de Ingeniería – Facultad de Ingeniería Mecánica Laboratorio #1 TURBINA A GAS 

Consumo específico de combustible:

C.E.C (Lb/hr.HP) 12 10 8 6

C.E.C (Lb/hr.HP)

4 2 0 0



5

10

15

20

25

Calor suministrado al ciclo:

Qc(BTU/seg) 385 380 375 370 365 Qc(BTU/seg)

360 355 350 345 340 0

24

5

10

15

20

25





Temperatura de los gases de escape:

T6 (°C) 980 960 940 920 T6 (°C)

900 880 860 840 0



5

10

15

20

25

Relación trabajo compresor/ Turbina:

Rcp/tb 0.92 0.9 0.88 0.86 0.84

Rcp/tb

0.82 0.8 0.78 0.76 0

25

5

10

15

20


25


OBSERVACIONES Y CONCLUSIONES 

Al elevar la carga en el freno disminuían las RPM, pues con el tiempo los componentes del equipo se han ido desgastando y ya no daba tal carga.

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La eficiencia del ciclo y la plata son realmente bajas comparadas con las eficiencias de reales industrias que funcionan con turbinas a Gas.

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Mediante las gráficas podemos ver cuál es la razón de cambio respecto a los BHP.

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De todas las gráficas, observamos el comportamiento de cada parámetro respecto a las BHP. Y en las tablas vemos cuando varía cuando se va cambiando el flujo de combustible y aire.

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Debido al paso del tiempo, las máquinas se vuelven más ineficientes. Por eso al comparar nuestros resultados, con el ejemplo de la guía de laboratorio, nos damos cuenta que las eficiencias de la turbina y del compresor se han reducido significativamente.

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Notamos que hubo un punto en que no se pudo mantener las RPM constates a 3000 Revoluciones, y en el 4to punto el valor fue de 2900 RPM.

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La eficiencia de la turbina a gas ha disminuido con referencia al tiempo. Antes dicha eficiencia era de 60 HP, ahora promedia los 30 HP.

BIBLIOGRAFÍA

26



Manual de laboratorio de ingeniería mecánica



www.wikipedia.org



www.fluidos.eia.edu.com


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